KR101666373B1 - 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법 - Google Patents

재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법 Download PDF

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이원용
김창수
차문용
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Abstract

본 발명은 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 있어서, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 필요 동력을 공급하는 재생연료전지 시스템 및 태양전지 시스템의 설계변수를 입력받아 모델링을 수행하는 모델링 단계(S100), 상기 모델링 단계(S100)에서 모델링 결과에 따른 재생연료전지 시스템 및 태양전지 시스템을 이용하여, 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 따른 수소 소비량과 수소 생성량에 대한 시뮬레이션을 진행하는 시뮬레이션 단계(S200) 및 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 따른 수소 소비량과 수소 생성량에 대한 시뮬레이션 결과값을 이용하여, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출하는 분석 단계(S300)로 이루어지는 것을 특징으로 하는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 관한 것이다.

Description

재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법 {Flight paths setting method for stratospheric long endurance of Unmanned Aerial Vehicle based on regenerative fuel cells and solar cells}
본 발명은 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기(UAV, Unmanned Aerial Vehicle)의 고고도, 즉, 성층권 장기체공을 지속가능하게 수행하기 위해, 시뮬레이션을 통한 다양한 비행전략에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에서의 수소 소비량과 수소 생성량을 비교 분석하여 가장 적합한 비행경로를 산출할 수 있는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 관한 것이다.
고고도(성층권) 장기체공 하이브리드 무인항공기는 기존의 대기권에서 운용하는 항공기보다 더 높은 고도에서 더 광범위한 감시 및 정찰의 군사적 임무 뿐 아니라, 기상관측, 항공촬영, 통신중계, 재난-재해 관측, 인터넷망 구축 등의 민간 임무도 수행할 수 있다. 더불어, 성층권 장기체공 하이브리드 무인항공기는 인공위선보다 더 낮은 고도에서 운용하기 때문에 유지 및 관리가 용이하며, 데이터 손실 및 지연을 최소화할 수 있다.
성층권은 대기권과는 다르게 기상변화가 거의 없어서 항공기를 운용함에 있어서 가장 중요한 요소 중 하나인 안정성을 확보할 수 있다. 또한, 성층권은 대기권보다 더 많은 태양 에너지를 얻을 수 있어, 하이브리드 무인항공기를 구성하는 태양전지 시스템에서 더 많은 전력을 생산할 수 있다.
이에 따라, 성층권에서 무인항공기를 운용할 경우, 임무 효율을 높일 수 있어 지속적인 서비스 제공이 가능한 장점이 있다.
전세계 여러 연구팀들이 하이브리드 시스템을 적용한 무인항공기를 개발하고 있다. NASA는 2003년까지 ERAST Project에서 고고도 장기체공 하이브리드 무인항공기인 Pathfinder 시리즈와 Helios를 개발하였다. 이 무인항공기는 태양전지, 배터리, 연료전지 등의 하이브리드 시스템을 적용하여, 약 15km ~ 30km(50000ft ~ 100000ft)의 고도를 최소 24시간 비행하는 것을 목표로 하였다. Pathfinder-Plus는 총 무게 315kg, 날개면적 87.12m2이며 고도 약 24km(80000ft)까지 도달하였으며, Helios는 총 무게 929kg, 날개면적 183.58m2이며 고도 약 29.5km(96863ft)까지 도달하였다.
Thales Alenia Space는 비행선 형태의 고고도 장기체공 하이브리드 무인항공기인 StratoBus를 개발하고 있으며, 이 비행선은 태양전지, 배터리, PEMFC(고분자전해질연료전지), 수전해의 하이브리드 시스템을 적용하여 20km 상공에서 5년 이상 장기체공을 목표로 하고 있다.
Boeing사에서는 태양전지, SOFC(고체산화물연료전지), 수전해의 하이브리드 시스템을 적용하여 20km 상공에서 5년 이상 장기체공할 수 있는 Solar Eagle을 개발하고 있다.
Qinetiq의 Zephyr는 태양전지와 Li-S 배터리의 하이브리드 시스템을 적용하여 2010년 7월에 고도 21.562km까지 도달하였고, 336시간 22분의 장기체공 기록을 달성하였다.
그렇지만, 이러한 성층권 장기체공 무인항공기들의 개발에도 불구하고, 성층권에서 장기체공 운용을 위해 해결해야 할 몇 가지 이슈들은 여전히 존재한다.
우선, 성층권에서는 무인항공기에 추가적으로 연료를 공급하는 것이 불가능하며, 태양전지 시스템을 이용할 경우, 태양 에너지가 없는 밤 동안에는 전력을 생산할 수 없다. 그렇기 때문에, 보조 전력 시스템이 반드시 필요하다. 또한, 성층권 장기체공 무인항공기는 영하 56.5도의 매우 낮은 온도, 강한 자외선, 낮은 공기밀도 등과 같은 극한의 조건에서 견딜 수 있어야 한다. 특히, 낮은 공기밀도 조건하에서 무인항공기의 양력은 대기권보다 작기 때문에, 성층권에서 무인항공기를 날리기 위해서는 무인항공기를 아주 가볍게 만들거나 날개면적을 넓혀야 한다.
이를 위해서, 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법은 무인항공기에 재생연료전지 시스템과 태양전지 시스템을 동시에 적용하여, 재생연료전지의 수전해 시스템을 통해, 낮 동안 태양전지 시스템이 무인항공기가 필요로 하는 출력을 공급하고 남은 잉여 에너지를 이용하여 수소와 산소를 생성할 수 있으며, 태양전지 시스템을 운용할 수 없는 밤 동안 재생연료전지의 연료전지 시스템을 통해, 낮 동안 생성한 수소와 산소를 이용하여 전력을 생성할 수 있다. 연료전지에서 전기화학 반응을 통해 생성되는 물은 수전해 스택에서 전기분해를 통해 수소와 산소를 만드는데 사용되게 된다. 따라서, 본 발명의 재생연료전지와 태양전지의 하이브리드 시스템을 적용한 무인항공기는 연료의 재사용으로 추가적인 연료 공급이 필요치 않아 상술한 문제점을 해결하기 위한 좋은 해결책이 될 수 있다.
또한, 재생연료전지 시스템의 비에너지는 400 ~ 1000 Wh/kg으로 리튬-이온 배터리 시스템의 비에너지인 240 Wh/kg보다 높다. 이는 동일한 에너지를 제공함에 있어서, 재생연료전지 시스템이 배터리 시스템보다 더 가벼움을 의미한다.
이에 따라, 재생연료전지를 무인항공기에 적용할 경우, 배터리를 적용한 무인항공기보다 더 가볍게 무인항공기를 제작할 수 있음을 의미한다.
이러한 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로를 산출하기 위하여, 낮과 밤을 구분한 후 수평, 상승, 활공 비행의 모드에 변화를 주면서, 다양한 비행경로에 대한 시뮬레이션을 수행함으로써, 다양한 비행전략에 대한 수소 소비량과 수소 생성량을 비교하여 성층권에서 장기체공 운용이 가능한 가장 최적화된 비행경로를 산출할 수 있다.
한편, 국내공개특허 제10-2012-0109563호("고고도 장기체공 무인 항공기 및 그 동작 방법", 이하 선행문헌 1)에서는 고고도 기지국 유지 능력을 갖는 고고도 장기체공 무인 항공기를 개시하고 있으나, 상술한 문제점 및 이를 해결하기 위한 방법에 대해서 전혀 언급하지 않고 있다.
국내공개특허 제10-2012-0109563호 (공개일자 2012.10.08.)
따라서, 본 발명은 상기한 바와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기(UAV, Unmanned Aerial Vehicle)의 고고도, 즉, 성층권 장기체공을 지속가능하게 수행하기 위해, 시뮬레이션을 통한 다양한 비행전략에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에서의 수소 소비량과 수소 생성량을 비교 분석하여 가장 적합한 비행경로를 산출할 수 있는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법은, 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 있어서, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 필요 동력을 공급하는 재생연료전지 시스템 및 태양전지 시스템의 설계변수를 입력받아 모델링을 수행하는 모델링 단계(S100), 상기 모델링 단계(S100)에서 모델링 결과에 따른 재생연료전지 시스템 및 태양전지 시스템을 이용하여, 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 따른 수소 소비량과 수소 생성량에 대한 시뮬레이션을 진행하는 시뮬레이션 단계(S200) 및 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 따른 수소 소비량과 수소 생성량에 대한 시뮬레이션 결과값을 이용하여, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출하는 분석 단계(S300)로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
이 때, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기는 상승 비행시, 하기의 운동식을 통해,
Figure 112016015810556-pat00001
로 필요전력을 정의하고,
Figure 112016015810556-pat00002
수평 비행시, 하기의 운동식을 통해,
Figure 112016015810556-pat00003
로 필요전력을 정의하고,
Figure 112016015810556-pat00004
활공 비행시, 하기의 양력을 통해, 활공 속력인
Figure 112016015810556-pat00005
을 정의하는 것을 특징으로 한다.
Figure 112016015810556-pat00006
(여기서, L : lift force, N,
D : drag force, N,
W : weight, N,
T : thrust force, N,
V : aircraft velocity,
CL : lift coefficient,
CD : drag coefficient,
Figure 112016066330593-pat00046
: air density, kg/(m*s)
S : wing area, m2
Figure 112016066330593-pat00047
: 비행경로의 경사각(비행기의 비행경로와 수평면이 이루는 각도, 단위; 라디안))
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더 나아가, 상기 시뮬레이션 단계(S200)는 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로 별로, 낮 동안 태양전지 시스템을 통해서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기로 공급되는 필요전력을 제외한 잉여 에너지를 재생연료전지 시스템으로 전달하여 재생연료전지 시스템의 수전해를 통해서 생성되는 수소의 양과 밤 동안 재생연료전지 시스템의 연료전지 스택을 통해서 소비되는 수소의 양에 대한 시뮬레이션을 진행하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 분석 단계(S300)는 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서의 시뮬레이션 진행 결과값을 이용하여, 상기 기설정된 비행경로 별, 장기체공 가능 고도와 체공 가능시간을 분석하여 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출하는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법은 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기(UAV, Unmanned Aerial Vehicle)의 고고도, 즉, 성층권 장기체공을 지속가능하게 수행하기 위해, 시뮬레이션을 통한 다양한 비행전략에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에서의 수소 소비량과 수소 생성량을 비교 분석하여 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출하여 제공한다는 장점이 있다.
도 1은 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 재생연료전지 시스템과 태양전지 시스템을 도시한 구성도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 대한 순서도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 비행고도에 따른 소비되는 수소량과 생산되는 수소량을 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법의 모델링 단계(S100)에 의해 모델링된 연료전지 시스템의 분극곡선(polazation curve)을 나타낸 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에서 하룻동안 운용가능한 태양광량을 나타낸 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법의 시뮬레이션 단계(S200)에서 시뮬레이션을 수행하는 다양한 비행경로를 나타낸 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법의 분석 단계(S300)에서 분석한 다양한 비행경로별 비행고도에 따른 수소 생산량 및 수소 소비량을 나타낸 도면이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법의 분석 단계(S300)에서 분석한 다양한 비행경로별 비행고도에 따라 요구되는 필요비행전력을 나타낸 도면이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법의 분석 단계(S300)에서 분석한 다양한 비행경로별 고고도 진입을 위한 기준고도를 나타낸 도면이다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법의 분석 단계(S300)에서 분석한 다양한 비행경로별 기설정된 기준고도에서의 48시간동안 요구되는 필요비행전력과 무인항공기 내의 수소량을 나타낸 도면이다.
도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법의 분석 단계(S300)에서 분석한 다양한 비행경로별 비행고도에 따라 요구되는 수소량을 나타낸 도면이다.
이하 첨부한 도면들을 참조하여 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법을 상세히 설명한다. 다음에 소개되는 도면들은 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 예로서 제공되는 것이다. 따라서, 본 발명은 이하 제시되는 도면들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 또한, 명세서 전반에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다.
이때, 사용되는 기술 용어 및 과학 용어에 있어서 다른 정의가 없다면, 이 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 통상적으로 이해하고 있는 의미를 가지며, 하기의 설명 및 첨부 도면에서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 설명은 생략한다.
종래에는 고고도 장기체공이 가능한 하이브리드 무인기로, 태양광 에너지를 주에너지원으로 사용하여 비행하고, 배터리나 연료전지를 백업전원으로 이용하여 태양이 없는 밤 동안 비행하며, 기상관측, 군사정보 수집이나 통신기지 역할을 수행하고 있다.
인공위성보다 저렴하고, 고고도일수록 태양 복사 에너지량이 높아지기 때문에, 장기체공이 가능하나, 낮은 공기밀도와 온도로 인해 필요동력이 높아지고 연료전지의 물 관리가 어려워, 태양전지와 연료전지를 이용한 무인기는 저고도에서 단시간 비행만 가능하고, 고고도 장기체공은 어렵다.
본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기는 재생연료전지의 수전해 시스템을 통해, 낮 동안 태양전지 시스템이 무인항공기가 필요로 하는 출력을 공급하고 남은 잉여 에너지를 이용하여 수소와 산소를 생성할 수 있으며, 태양전지 시스템을 운용할 수 없는 밤 동안 재생연료전지의 연료전지 시스템을 통해, 낮 동안 생성한 수소와 산소를 이용하여 전력을 생성할 수 있다. 연료전지에서 전기화학 반응을 통해 생성되는 물은 수전해 스택에서 전기분해를 통해 수소와 산소를 만드는데 사용되게 된다. 따라서, 추가적인 연료 공급이 필요치 않아 상술한 문제점을 해결하기 위한 좋은 해결책이 될 수 있다.
그렇지만, 지금까지 실제 재생연료전지를 이용하여 고고도에서 장기체공을 성공한 경우는 없다.
이에 따라, 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법은, 이러한 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로를 산출하기 위하여, 낮과 밤을 구분한 후 수평, 상승, 활공 비행의 모드에 변화를 주면서, 다양한 비행경로에 대한 시뮬레이션을 수행함으로써, 다양한 비행전략에 대한 수소 소비량과 수소 생성량을 비교하여 성층권에서 장기체공 운용이 가능한 가장 최적화된 비행경로를 산출할 수 있다.
상세하게는, 재생연료전지 시스템을 통한 밤 동안 사용할 연료를 낮 동안 생산한다면 장기체공이 가능할 것이라는 전제하에, 낮 동안 재생연료전지 시스템의 수전해 장치를 통해서 운용할 수 있는 잉여에너지(생산되는 태양에너지에서 비행에 필요한 에너지를 제외한 나머지 에너지)를 증가시키거나, 밤 동안 연료전지 시스템을 통해서 소비되는 비행 필요 전력을 낮출수록 재생연료전지 시스템을 통한 수소와 산소의 발생량이 많아져 고고도 장기체공이 가능하게 된다.
이 때, 무인항공기에서 요구되는 비행필요 에너지는 날개면적, 공기밀도, 무게, 날개형상에 대한 함수이나, 날개면적, 무게 및 날개형상은 상반관계(trade-off)가 존재하기 때문에, 공기밀도(고도)를 변화시키면서 비행하는 것이 가장 용이한 비행필요 에너지 관리법이다.
고도가 높아질수록 공기밀도가 작아져 비행필요 에너지가 많이 들지만, 위치에너지가 커져서 오랫동안 활공 비행(활공비행 시, 비행필요 에너지는 '0'임)을 수행할 수 있다. 이에 따라, 활공 비행 시간이 최대치가 될 때, 무인항공기는 최저 비행필요에너지를 갖게 되므로, 최대치의 활공 비행 시간동안, 수전해 장치를 통해 수소 재생성율이 100%가 되지 않는다면 장기체공이 불가능하다는 가정이 성립된다.
더불어, 최대치의 활공 비행 시간 동안, 장기체공이 가능하다면, 적절한 활공 비행, 수평 비행 및 상승 비행을 조합한 최적의 비행경로를 산출하여 고고도 장기체공을 수행할 수 있게 된다.
이에 따른, 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 있어서, 재생연료전지와 태양전지를 모델링한 후, 다양한 비행경로에 대한 시뮬레이션을 수행하여, 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출할 수 있다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법을 나타낸 순서도이며, 도 2를 참조로 하여 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 대해서 상세히 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법은 모델링 단계(S100), 시뮬레이션 단계(S200) 및 분석 단계(S300)를 포함하여 이루어질 수 있으며, 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법은 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어질 수 있다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기가 비행궤도가 가장 안정적인 수평 비행 시, 고도에 따른 수소 생산량과 수소 소비량을 나타낸 도면이다. 도 3에 도시된 바와 같이, 수평 비행 시, 무인항공기에서의 필요 전력은 공기밀도의 제곱근과 반비례하기 때문에, 고도가 높아질수록 지수적으로 증가하게 된다. 도 3에 도시된 바와 같이, 고도 약 9km 까지는 밤에 사용되는 수소량이 낮에 다시 재생산되는 수소량보다 적기 때문에, 장기체공이 가능하지만 고고도 즉, 성층권에서의 장기체공은 불가능하다.
각 단계에 대해서 상세히 알아보자면,
상기 모델링 단계(S100)는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 필요동력을 공급하는 재생연료전지 시스템 및 태양전지 시스템의 설계변수를 입력받아 모델링을 수행할 수 있다.
재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기는 도 1에 도시된 바와 같이, 재생연료전지의 수전해 시스템을 통해, 낮 동안 태양전지 시스템이 무인항공기가 필요로 하는 출력을 공급하고 남은 잉여 에너지를 이용하여 수소와 산소를 생성할 수 있으며, 태양전지 시스템을 운용할 수 없는 밤 동안 재생연료전지의 연료전지 시스템을 통해, 낮 동안 생성한 수소와 산소를 이용하여 전력을 생성할 수 있다. 연료전지에서 전기화학 반응을 통해 생성되는 물은 수전해 스택에서 전기분해를 통해 수소와 산소를 만드는데 사용되게 된다.
이 때, 재생연료전지 시스템의 비에너지는 400 ~ 1000 Wh/kg으로 리튬-이온 배터리 시스템의 비에너지인 240 Wh/kg보다 높다. 이는 동일한 에너지를 제공함에 있어서, 재생연료전지 시스템이 배터리 시스템보다 더 가벼움을 의미한다.
이에 따라, 재생연료전지를 무인항공기에 적용할 경우, 배터리를 적용한 무인항공기보다 더 가볍게 무인항공기를 제작할 수 있음을 의미한다.
상기 모델링 단계(S100)에서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 재생연료전지 시스템은 밤 동안, 무인항공기에서 필요동력을 연료전지를 통해 생산하며, 연료전지에서 생성된 물을 수전해 장치로 전달하여 수전해 장치에서 다시 수소와 산소로 변환하여 탱크로 전달할 수 있도록 모델링하게 된다.
상기 모델링 단계(S100)는 주변장치(BOP)의 소비전력은 연료전지의 발생전력의 10%로 가정하고, 연료전지에서 생성된 물은 모두 회수 가능하다고 가정하고, 수전해 장치의 성능은 52 kWh/kg H2라고 가정한 후, 연료전지의 모델링을 수행하였다. 도 4는 상기 모델링 단계(S100)에 의해 모델링된 연료전지의 분극 곡선(polarization curve)을 나타낸 그래프이다.
하기의 표 1은 상기 모델링 단계(S100)에서 연료전지의 모델링 계산을 수행하기 위한 파라미터를 정리한 표이다.
Character Description Value Unit
T Temperature 343 K
Pa,Pc Pressure(anode, cathode) 3 atm
DH2,H20 Effective hydrogen diffusivity 0.149 cm2/s
DO2,H20 Effective oxygen diffusivity 0.0295 cm2/s
Dλ Water diffusivity in Nafion 3.81*10-6 cm2/s
J0 Exchange current density 1*10-4 A/cm2
tM Electrolyte thickness 80 μm
tA,tC Anode/cathode thickness 250 μm
α Transfer coefficient 0.5 -
PSAT Vapor saturation pressure 0.307 atm
Figure 112016015810556-pat00007
 Efficiency of a solar cell 0.18 -
Figure 112016015810556-pat00008
 Efficiency of a motor 0.9 -
Figure 112016015810556-pat00009
 Efficiency of a propulsion system 0.85 -
Figure 112016015810556-pat00010
 Efficiency of a power management system 0.9 -
상기 모델링 단계(S100)는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 연료전지의 모델링을 수행할 수 있다.
상세하게는, 상기 모델링 단계(S100)는 하기의 식들을 이용하여 모델링을 수행할 수 있다.
Figure 112016015810556-pat00011
(여기서, E FC : energy generated from fuel cell, Wh,
Figure 112016015810556-pat00012
: energy in nernstian condition,
Figure 112016015810556-pat00013
: Activation overpotential ,
Figure 112016015810556-pat00014
: Ohmic overpotential ,
Figure 112016015810556-pat00015
: transport overpotential ,
H : enthalpy,
T : temperature, ℃, K,
S : entropy,
R : gas constant, J/(mol*K),
n : number of electrons,
F : Faraday constant, C/mol,
Figure 112016015810556-pat00016
: transfer coefficient,
j : current density, A/cm 2 ,
j o : Exchange current density, A/cm 2 ,
P C : Cathode pressure, atm,
Figure 112016015810556-pat00017
: area-specific resistance, Ωcm 2 ,
j L : limiting current density, A/cm 2 ,
Figure 112016015810556-pat00018
: Cathode thickness, μm ,
Figure 112016015810556-pat00019
: Effective oxygen diffusivity , cm 2 /s)
더불어, 상기 모델링 단계(S100)는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기가 태양전지를 통해, 태양 복사 에너지를 이용하기 때문에, 태양전지 시스템을 모델링을 수행할 수 있다.
하기의 표 2는 상기 모델링 단계(S100)에서 태양전지의 모델링 계산을 수행하기 위한 파라미터를 정리한 표이다.
Character Description Value(unit)
Ф The latitude of location 35˚N
d n The day number of the year 273
ε Eccentricity ratio of earth 0.0167
상기 모델링 단계(S100)에서 태양전지 시스템의 모델링을 통해, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기가 얻는 에너지는 도 5와 같이, 태양이 남중하는 낮 12시에 최고 태양전력인 5183W를 얻을 수 있다.
이 때, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 설치된 태양전지는 태양 날개 현상으로 인해, 수직으로 태양광을 받을 수 없기 때문에 25도 가량 기울어져 있어, 이 때문에, 태양전지를 수직한 경우보다 85%의 태양에너지를 얻을 수 있다.. 또한, 태양전지 효율은 0.18이며, 태양전지 패널의 면적은 무인항공기의 날개면적의 75%로 가정하는 것이 바람직하다. 태양전지를 통해 얻는 하루 평균 태양전력(MSPS)는 1604W이고, 일조시간(10시간 기준) 평균 태양전력은 3735W인 것이 바람직하다.
본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법은, 도 6과 같이, 낮과 밤을 구분한 후 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 수평, 상승, 활공 비행 모드에 변화를 주면서, 다양한 비행경로에 대한 시뮬레이션을 진행할 수 있다.
이 때, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 비행방식을 기본적으로, 상승 비행, 수평 비행, 활공 비행을 하게 되고, 나선형이나 원형을 그리며 선회비행을 하게 된다. 이러한 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 운동식은 상술한 바와 같이, 공기밀도, 날개면적, 무게 및 날개형상 등의 함수이며, 공기밀도는 고도가 높아질수록 낮아지므로 필요전력에 가장 큰 영향을 미치게 된다.
본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 주 날개형상(airfoil)은 NACA6412 모델이며, 무게는 150kg, 날개면적은 50m2이고, 동체 앞 프로펠러(tractor propeller)를 갖는 것이 바람직하다.
이 때, 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 양력(L)과 항력(D)은 하기의 식과 같이 나타낼 수 있다.
Figure 112016015810556-pat00020
(여기서, C L : lift coefficient,
C D : drag coefficient,
Figure 112016015810556-pat00021
: air density, kg/(m*s),
V : vertical velocity,
Sw : wing area, m 2 )
본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 상승 비행시, 하기의 운동식을 통해,
Figure 112016015810556-pat00022
로 필요전력을 정의할 수 있으며,
Figure 112016015810556-pat00023
수평 비행시, 하기의 운동식을 통해,
Figure 112016015810556-pat00024
로 필요전력을 정의할 수 있다.
Figure 112016015810556-pat00025
또한, 활공 비행시, 하기의 양력을 통해, 활공 속력인
Figure 112016015810556-pat00026
을 정의할 수 있다.
Figure 112016066330593-pat00027

(여기서, L : lift force, N,
D : drag force, N,
W : weight, N,
T : thrust force, N,
V : aircraft velocity,
CL : lift coefficient,
CD : drag coefficient,
Figure 112016066330593-pat00048
: air density, kg/(m*s)
S : wing area, m2
Figure 112016066330593-pat00049
: 비행경로의 경사각(비행기의 비행경로와 수평면이 이루는 각도, 단위; 라디안))
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상기 시뮬레이션 단계(S200)는 상기 모델링 단계(S100)에서의 모델링 결과에 따른 재생연료전지 시스템 및 태양전지 시스템을 이용하는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 대해, 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 미리 설정된 비행경로에 따른 수소 소비량과 수소 생성량에 대한 시뮬레이션을 진행할 수 있다.
상세하게는, 상기 시뮬레이션 단계(S200)는 비행고도의 변화를 갖는 다수의 미리 설정된 비행경로 별로, 낮 동안 태양전지 시스템을 통해서 재생연료전지 시스템의 수전해로 전달되는 잉여 에너지를 이용하여, 수전해에서 생성되는 수소의 양과, 밤 동안 재생연료전지 시스템의 연료전지 스택을 통해서 소비되는 수소의 양에 대한 시뮬레이션을 진행하게 된다.
즉, 밤 동안 소비되는 수소량을 낮 동안 재생성 가능하다면 고고도 장기체공이 가능하다는 가정이 성립하게 된다.
고도의 변화를 줄 수 있는 도 6과 같은 4가지 비행전략을 통해 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 가능성을 판단할 수 있다.
4가지 비행전략으로는, 1. 낮 동안 상승 비행 및 활공 비행을 한 후, 밤 동안 수평 비행을 하고, 2. 낮 동안 활공 비행 및 상승 비행을 한 후, 밤 동안 수평 비행을 하고, 3. 낮 동안 수평 비행을 한 후, 밤 동안 상승 비행 및 활공 비행을 하고, 4. 낮 동안 수평 비행을 한 후, 밤 동안 활공 비행 및 상승 비행을 하도록 설정할 수 있으며, 이는 본 발명의 일 실시예에 불과하다.
상기 분석 단계(S300)는 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 비행고도의 변화를 갖는 다수의 미리 설정된 비행경로에 따른 수소 소비량과 수소 생성량에 대한 시뮬레이션 결과값을 이용하여, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출할 수 있다.
상세하게는, 상기 분석 단계(S300)는 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서의 시뮬레이션 진행 결과 값을 이용하여, 미리 설정된 비행경로 별, 장기체공 가능 고도와 체공 가능시간을 분석하여, 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출할 수 있다.
즉, 다시 말하자면, 상기 분석 단계(S300)는 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 수행한 다양한 비행전략에 따른 수소 소비량과 재생성량을 이용하여, 비행전략 조합을 통해 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출할 수 있다.
상기 분석 단계(S300)에서 미리 설정된 비행경로 별 장기체공 가능 고도를 분석하기 위해서는 하기와 같은 분석을 수행하게 된다.
도 7은 미리 설정된 비행경로 별, 비행고도에 따른 수소 소비량과 재생성량을 나타낸 도면이다.
도 7에 도시된 바와 같이, 상술한 1. 낮 동안 상승 비행 및 활공 비행을 한 후, 밤 동안 수평 비행을 하고, 2. 낮 동안 활공 비행 및 상승 비행을 한 후, 밤 동안 수평 비행을 하고, 3. 낮 동안 수평 비행을 한 후, 밤 동안 상승 비행 및 활공 비행을 하고, 4. 낮 동안 수평 비행을 한 후, 밤 동안 활공 비행 및 상승 비행을 하도록 설정한 비행경로 별로, 수소 소비량과 소수 재생성량을 살펴본 결과, 4가지 비행전략으로는 고고도에서의 장기체공이 이루어지진 않지만, 4번째 비행전략(낮 동안 수평 비행을 한 후, 밤 동안 활공 비행 및 상승 비행을 하도록 설정)의 경우, 장기체공 가능한 기준고도가 최대 약 19km로 다른 비행전략들에 비해 높은 것으로 나타났다.
도 8은 비행경로에 따른 비행 필요 에너지를 나타낸 도면이다. 즉, 각각의 수평 비행(level flight), 상승 비행 뒤 활공 비행(climb after glide) 및 활공 비행 뒤 상승 비행(glide after glide)시 소비되는 수소량을 나타낸 도면으로서, 소비 수소량이 적을수로 에너지가 덜 드는 것을 의미하므로, 상승 비행 뒤 활공 비행과 활공 비행 뒤 상승 비행은 수평 비행보다 비행 필요 에너지가 적고, 활공 뒤 상승 비행이 가장 적은 비행 필요 에너지를 요구한다.
도 9는 2번째 비행전략과 4번째 비행전략에 의한 시뮬레이션 결과값에 의해, 비행경로가 성층권 안에 있기 위해서 기준 고도를 나타낸 그래프로서, 2번째 비행전략의 경우, 14km 이상의 기준 고도를 갖게 되고, 4번째 비행전략의 경우, 15km 이상의 기준 고도를 갖게 된다.
더불어, 상기 분석 단계(S300)에서 미리 설정된 비행경로 별 체공 가능시간를 분석하기 위해서는 하기와 같은 분석을 수행하게 된다.
도 10은 미리 설정된 비행경로 별, 미리 설정된 기준고도인 18km에서 48시간 동안 비행 필요 전력과 무인항공기 탱크 내의 수소량 변화를 나타낸 도면이다. 이를 통해서, 미리 설정된 비행경로 별, 비행 필요 전력과 체공 가능 시간을 용이하게 판단할 수 있다.
도 10에 도시된 바와 같이, 미리 설정된 4가지 비행전략 모두, 이륙 시 부족한 태양전력을 메우기 위해 연료전지를 사용하였으며, 고도가 안정된 후 수전해 장치를 통해 연료전지에서 사용된 수소를 재생성하였다.
이와 같이, 초기 충전이 이루어진 수소량은 이륙 후 24시간동안 사용할 수 있는 양에 불과하며, 그 이후에는 수전해 장치를 통해서 수소 공급이 이루어져야 하기 때문에, 4번째 비행전략에 의한 시뮬레이션 결과값에 의한 비행경로가 밤 동안 비행 필요 전력이 가장 적기 때문에 초기 충전 수소량이 가장 적게 된다. 이에 따라, 4번째 비행전략을 통해 무인항공기를 설계할 경우, 초기 충전 수소량이 적기 때문에 무게의 이점을 갖게 된다.
더불어, 수소량이 '0'이 될 경우, 비행이 종료되는 것을 의미하기 때문에, 1번째 비행전략과 2번째 비행전략은 약 43시간 비행이 가능하고, 3번째 비행전략은 약 37시간 비행이 가능하며, 4번째 비행전략 만이 장기체공이 가능한 것을 확인할 수 있다.
상기 분석 단계(S300)에서 고고도 장기체공이 가장 적합한 비행경로를 산출한 결과, 비행경로 중 활공 비행이 가장 장시간 이루어질 수 있는 경우인, 낮 동안 활공 비행 뒤 상승 비행, 밤 동안 활공 비행 뒤 상승 비행으로 비행 전략을 설계할 경우, 도 11에 도시된 바와 같이, 밤 동안 사용되는 수소가 낮 동안 모두 재생성 가능하여, 장기체공이 가능하게 된다.
다만, 밤 동안 활공 비행 뒤 상승 비행을 할 경우, 최저 활공고도 제약에 의해, 기준고도 15km 이상에서만 장기체공이 가능하지만, 상승 비행 후 활공 비행을 할 경우, 기준고도 약 16km까지 장기체공이 가능하기 때문에, 모든 성층권(0~20km) 범위 안에서 적절한 비행경로를 선택하여 설계할 경우, 장기체공이 가능함을 확인할 수 있다.
즉, 다시 말하자면, 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법은 성층권에서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 목표를 달성할 수 있는 비행경로를 산출할 수 있으며, 비행경로에 따라 밤과 낮의 수소 소비량와 재생성량이 상이해지기 때문에 주어진 무인항공기 설계에서 비행경로만 적절하게 제어함으로써, 고고도 장기체공이 가능함을 확인할 수 있다.
이상과 같이 본 발명에서는 구체적인 구성 소자 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 도면에 의해 설명되었으나 이는 본발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것 일 뿐, 본 발명은 상기의 일 실시예에 한정되는 것이 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다.
따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허 청구 범위뿐 아니라 이 특허 청구 범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
S100 내지 S300 : 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법의 각 단계

Claims (4)

  1. 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법에 있어서,
    재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 필요 동력을 공급하는 재생연료전지 시스템 및 태양전지 시스템의 설계변수를 입력받아 모델링을 수행하는 모델링 단계(S100);
    상기 모델링 단계(S100)에서 모델링 결과에 따른 재생연료전지 시스템 및 태양전지 시스템을 이용하여, 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 따른 수소 소비량과 수소 생성량에 대한 시뮬레이션을 진행하는 시뮬레이션 단계(S200); 및
    상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 따른 수소 소비량과 수소 생성량에 대한 시뮬레이션 결과값을 이용하여, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출하는 분석 단계(S300);
    로 이루어지는 것을 특징으로 하는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기는
    상승 비행시, 하기의 운동식을 통해,
    Figure 112016066330593-pat00028
    로 필요전력을 정의하고,
    Figure 112016066330593-pat00029

    수평 비행시, 하기의 운동식을 통해,
    Figure 112016066330593-pat00030
    로 필요전력을 정의하고,
    Figure 112016066330593-pat00031

    활공 비행시, 하기의 양력을 통해, 활공 속력인
    Figure 112016066330593-pat00032
    을 정의하는 것을 특징으로 하는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법.
    Figure 112016066330593-pat00033

    (여기서, L : lift force, N,
    D : drag force, N,
    W : weight, N,
    T : thrust force, N,
    V : aircraft velocity,
    CL : lift coefficient,
    CD : drag coefficient,
    Figure 112016066330593-pat00034
    : air density, kg/(m*s)
    S : wing area, m2
    Figure 112016066330593-pat00050
    : 비행경로의 경사각(비행기의 비행경로와 수평면이 이루는 각도, 단위; 라디안))
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 시뮬레이션 단계(S200)는
    비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로 별로,
    낮 동안 태양전지 시스템을 통해서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기로 공급되는 필요전력을 제외한 잉여 에너지를 재생연료전지 시스템으로 전달하여 재생연료전지 시스템의 수전해를 통해서 생성되는 수소의 양과 밤 동안 재생연료전지 시스템의 연료전지 스택을 통해서 소비되는 수소의 양에 대한 시뮬레이션을 진행하는 것을 특징으로 하는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법.
  4. 제 1항에 있어서,
    상기 분석 단계(S300)는
    상기 시뮬레이션 단계(S200)에서의 시뮬레이션 진행 결과값을 이용하여, 상기 기설정된 비행경로 별, 장기체공 가능 고도와 체공 가능시간을 분석하여 고고도 장기체공에 가장 적합한 비행경로를 산출하는 것을 특징으로 하는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법.
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